S-II

S-II
( etap rakietowy )

Opis tego obrazu, również skomentowany poniżej Etap S-II Apollo 6 podczas operacji montażowych w VAB Charakterystyka
Typ silnika 5 silników J-2
Ergols LH2 / LOX
Pchnięcie 5 115  kN
Ponowny zapłon Nie
Masa 480 900  kg
Wysokość 24,9  m
Średnica 10  m
Czas trwania operacji 357  s
posługiwać się
posługiwać się 2 e  piętro
Wyrzutnia Saturn V
Saturn INT-21
Pierwszy lot 1967
Status Usunięty z usługi
Budowniczy
Kraj Stany Zjednoczone
Budowniczy Lotnictwo północnoamerykańskie

S-II był drugim etapem w amerykańskim Saturn V wyrzutni , odpowiedzialny za uruchomienie załogowych statków kosmicznych z programu Apollo księżycowych misji . Został zbudowany przez North American Aviation . Wykorzystując ciekły wodór (LH2) i ciekły tlen (LOX), ten stopień wyrzucił Saturna V w górne warstwy atmosfery dzięki skumulowanemu ciągowi 4400  kN wytwarzanemu przez pięć silników J-2 , ułożonych w krzyż.

Historyczny

S-II zadebiutował w grudniu 1959 roku , kiedy komisja wyraziła potrzebę zaprojektowania i budowy silnika o dużej mocy, napędzanego ciekłym wodorem. Kontrakt na ten silnik został przyznany firmie Rocketdyne , a później nazwano go J-2 . W tym samym czasie etap S-II zaczynał nabierać kształtu. Początkowo miał mieć cztery silniki J-2 i mierzyć 22,5  m długości i 6,5  m średnicy.

W 1961 roku Centrum Lotów Kosmicznych Marshalla postanowiło znaleźć wykonawcę do budowy sceny. Spośród 30 firm lotniczych zaproszonych na konferencję, na której ustalono wstępne warunki, tylko siedem przedstawiło propozycje miesiąc później. Trzech z nich zostało wyeliminowanych po rozpatrzeniu ich propozycji. Stwierdzono jednak, że pierwotna specyfikacja całej specyfikacji rakiety była zbyt dokładna i postanowiono wówczas zwiększyć rozmiar zastosowanych stopni. Stanowiło to poważne trudności dla pozostałych czterech firm, ponieważ NASA nie podjęła jeszcze decyzji w sprawie różnych aspektów podłogi, w tym rozmiaru, oraz tego, które piętra zostaną umieszczone na górze.

Ostatecznie 11 września 1961, zamówienie zostało udzielone North American Aviation (któremu również przyznano kontrakt na moduł dowodzenia i obsługi Apollo ), z rządową fabryką w Seal Beach w Kalifornii .

Konfiguracja

W pełni załadowany paliwem S-II miał masę około 481  ton . Konstrukcja i wyposażenie stanowiły zaledwie 7,6  % jego całkowitej masy, pozostałe 92,4  % to ciekły wodór i ciekły tlen zgromadzone w zbiornikach.

W dolnej części konstrukcji umieszczono konstrukcję oporową podtrzymującą pięć silników J-2. Centralny silnik został zamocowany, podczas gdy cztery pozostałe były ruchome w dwóch osiach i pod maksymalnym kątem 6 ° , dzięki przegubom i cylindrom hydraulicznym.

Zamiast stosowania intertank (pusty zbiornik) pomiędzy zbiornikami, a z S-IC , S-II stosuje się wspólną przegrodę, że utworzone zarówno w górnej części zbiornika LOX i dno zbiornika LH2. Składał się z dwóch aluminiowych arkuszy oddzielonych fenolową strukturą plastra miodu i izolowanych od różnicy temperatur 70  ° C ( 125  ° F ) między dwoma zbiornikami. Zastosowanie wspólnej przegrody pozwoliło zaoszczędzić 3,6 tony na całkowitej masie podłogi.

Zbiornik LOX był elipsoidalnym pojemnikiem o średnicy 10  mi 6,7  m wysokości. Został utworzony przez spawanie dwunastu wrzecion (duże trójkątne sekcje) i dwóch okrągłych elementów na górze i na dole. Każde wrzeciono zostało ukształtowane ciśnieniem hydraulicznym w zbiorniku zawierającym 211 000  litrów wody na trzy zsynchronizowane serie ładunków wybuchowych  (fr) .

Czołg LH2 składał się z sześciu cylindrów: pięć miało 2,4  m wysokości, a szósta 0,69  m . Największym wyzwaniem była izolacja, ponieważ ciekły wodór musiał być przechowywany w temperaturze około 20  ° C powyżej zera absolutnego (20 K lub -252  ° C lub -423  ° F ), co wymagało bardzo skutecznej izolacji. Pierwsze próby nie powiodły się: były problemy z wiązaniami i kieszeniami powietrznymi. Ostatnią testowaną metodą było ręczne natryskiwanie izolacji i redukowanie jej nadmiaru.

S-II został zbudowany pionowo, aby ułatwić spawanie i utrzymać duże okrągłe przekroje konstrukcji w prawidłowym kształcie.

Operacja podczas misji

Etap S- II , który przejmuje od pierwszego etapu, gdy rakieta osiągnie wysokość 68  km , działa przez 357  s (nieco mniej niż 6 minut): pozwala wyrzutni osiągnąć wysokość 185  km i prędkość od 24.600  km / h ( 6.3  km / s ), wartość zbliżoną do prędkości pozwala statek kosmiczny pozostać na orbicie (około 7  km / s ).

Silniki drugiego stopnia zapalane są dwustopniowo. Po wyrzuceniu z pierwszego stopnia wyrzutnia tylko posuwa się naprzód na swojej bezwładności, a paliwo unosi się w swoich zbiornikach w stanie nieważkości, zapobiegając zapaleniu silników. Również rakiety z osadnikiem na paliwo stałe przyspieszają przez 4 sekundy w celu dociśnięcia paliwa do dna zbiorników, tak aby silniki drugiego stopnia były prawidłowo zasilane po zapaleniu. Następnie pięć silników J-2 zostaje zapalonych. Liczba rakiet osadniczych różniła się w zależności od misji: osiem w pierwszych dwóch lotach, a następnie cztery w następnych. Około 30 sekund po oddzieleniu się od pierwszego stopnia, fartuch znajdujący się między dwoma stopniami, który służy również jako podpora dla rakiet osadczych, zostaje zwolniony w celu odciążenia wyrzutni. Ten manewr separacji wymaga dużej precyzji, ponieważ ta cylindryczna część, która otacza silniki i znajduje się tylko 1  m od nich , nie może ich dotykać podczas przechodzenia. W tym samym czasie wieża ratunkowa , która jest przymocowana do szczytu statku kosmicznego Apollo w celu oderwania go od wyrzutni w przypadku awarii, zostaje zrzucona.

Około 38 sekund po uruchomieniu drugiego stopnia system naprowadzania wyrzutni przełącza się z wcześniej zarejestrowanego systemu naprowadzania, który narzucił precyzyjną trajektorię, na autonomiczną nawigację, kontrolowaną przez komputery pokładowe. Tym ostatnim pomagają przyrządy znajdujące się w przedziale sprzętowym, takie jak akcelerometry i przyrządy do pomiaru wysokości. Załoga może odzyskać kontrolę, jeśli komputery pokładowe przekroczą granice dopuszczalnych trajektorii: mogą albo anulować misję, albo przejąć kontrolę nad wyrzutnią za pomocą jednego z joysticków znajdujących się na statku kosmicznym Apollo. Około 90 sekund przed zatrzymaniem drugiego stopnia silnik środkowy wyłącza się, aby zredukować oscylacje wzdłużne znane jako „  efekt pogo  ” . Zastosowano system tłumienia efektu pogo z Apollo 14 , ale środkowy silnik nadal był wyłączony, tak jak w poprzednich lotach, jako środek ostrożności. Mniej więcej w tym samym czasie przepływ ciekłego tlenu jest zmniejszony, zmieniając proporcje mieszania dwóch propelentów, aby zapewnić, że jak najmniej paliw miotających pozostanie w zbiornikach pod koniec drugiego etapu lotu. Ta operacja została przeprowadzona dla określonej wartości Delta-V . Gdy dwa z pięciu czujników na dnie zbiorników wykryją wyczerpanie paliwa, systemy sterowania rakietami Saturn V inicjują drugą sekwencję uwalniania. Sekundę po wyłączeniu drugiego stopnia, ten ostatni oddziela się, a dziesiątą część sekundy później zapala się trzeci stopień. Z prochowych rakiet retro zamontowanych między podłogą na szczycie drugiego stopnia wystrzeliwuje się, aby rozproszyć drugi stopień próżni i oddalić się od reszty wyrzutni. Etap S- II spada około 4200  km od miejsca startu.

Podłogi zbudowane

Numer seryjny posługiwać się Data wydania Aktualna lokalizacja Uwagi
S-II-F Używany jako zamiennik Dynamic Test Stage po zniszczeniu S-II-S / D i S-II-T W US Space & Rocket Center , Huntsville , Alabama
34 ° 42 ′ 36 ″ N, 86 ° 39 ′ 18 ″ W
S-II-T Zniszczony w eksplozji 28 maja 1966
S-II-D Budowa anulowana
S-II-S / D Strukturalny i dynamiczny pojazd testowy Zniszczony na stanowisku testowym 29 września 1965
S-II-1 Apollo 4 9 listopada 1967 32 ° 12 ′ N, 39 ° 40 ′ W. Nosili „Cele kamer” rozmieszczone wokół przedniego fartucha i kamery do rejestrowania separacji od pierwszego piętra
S-II-2 Apollo 6 4 kwietnia 1968 Niosły kamery, aby zarejestrować separację od pierwszego piętra
S-II-3 Apollo 8 21 grudnia 1968 31 ° 50 ′ N, 38 ° 00 ′ W.
S-II-4 Apollo 9 3 marca 1969 31 ° 28 ′ N, 34 ° 02 ′ W. Lżejszy o 1800  kg , pozwalający na zwiększenie ładowności o 600  kg , przewoził więcej LOX i miał mocniejsze silniki
S-II-5 Apollo 10 18 maja 1969 31 ° 31 ′ N, 34 ° 31 ′ W.
S-II-6 Apollo 11 16 lipca 1969 31 ° 32 ′ N, 34 ° 51 ′ W.
S-II-7 Apollo 12 14 listopada 1969 31 ° 28 ′ N, 34 ° 13 ′ W.
S-II-8 Apollo 13 11 kwietnia 1970 32 ° 19 ′ N, 33 ° 17 ′ W.
S-II-9 Apollo 14 31 stycznia 1971
S-II-10 Apollo 15 26 lipca 1971
S-II-11 Apollo 16 16 kwietnia 1972
S-II-12 Apollo 17 7 grudnia 1972
S-II-13 Skylab 1 14 maja 1973 Zmodyfikowano, aby zachowywał się jak najwyższe piętro
S-II-14 Apollo 18 (odwołany) Nie dotyczy Apollo Saturn V Centre , Kennedy przestrzeni centrum
28 ° 31 '26 "N, 80 ° 41' 00" W
Z odwołanej misji Apollo 18.
S-II-15 Skylab B (nie uruchomiony) Nie dotyczy Centrum Kosmiczne im. Johnsona Z SA-515 awaryjny Skylab, którego NASA nie używała.

Bibliografia

  1. (in) „  Masa zapłonu uziemienia  ” (dostęp 26 lipca 2014 r . ) .

Zobacz też